遥感相机

摘要： 大区域海岸线提取系统按照常规图像边界提取方式获取海岸线数据,导致海岸线提取结果与外业测绘结果相差较大。设计基于遥感图像的大区域海岸线提取系统,选择RedEdge-MX BIUE十光谱相机作为图像采集设备,并对中央控制模块进行选型优化。获取研究区域遥感图像,使用GVF算法获取海岸线区域主轮廓信息。对使用海岸线区域主轮廓展开色彩转换,使用Canny算子提取海岸线信息,并对其进行填充,得到最终海岸线提取结果。将硬件优化结果与软件设计内容相结合,完成基于遥感图像的大区域海岸线提取系统设计工作。通过测试表明此系统整体运行效果较为稳定,海岸线提取结果与外业测绘结果基本一致。

摘要： 遥感相机凝视的积分时间较长,为了在较长的积分时间内能够稳定成像,需要设计稳像控制系统,消除成像积分时间内由于卫星的残余抖动引起的图像模糊.稳像相机是稳像控制系统中的核心设备,任何光学稳像系统都需要根据稳像相机的图像数据完成运算.在遥感卫星中稳像相机和遥感相机使用同一光路,因此稳像相机可使用的有效面积较小.为了获得较高的稳像控制带宽,要求稳像相机必须具备千赫兹量级的成像帧频,这就要求相机具备高灵敏度、低噪声的特点,并可以在极短曝光条件下获取图像信息;同时相机需要具备大面阵成像能力,以期拍摄获得足够大的地物场景,为寻找细节丰富的区域开展帧间关联提供可能.将稳像相机电子学设计成焦平面电路、信号处理电路和接口板三种电路,并使用柔版代替板间连接器将三种电路连接,极大的减小了稳像相机的体积和质量.实际测试得稳像相机最大外包落为114 mm×58 mm×69 mm、质量697 g、功耗小于6 W;该稳像相机具有1280×1024@50 fps全画幅搜索模式和32×32@2000 fps闭环控制模式.试验结果表明,稳像相机在全画幅模式下成像清晰;遥感相机在闭环控制模式下的成像分辨率得到大幅度提升,达到设计指标.

摘要： 针对某弱目标探测遥感相机的杂光问题进行了定位分析,并用杂光分析软件模拟杂光形成路径.通过杂光路径分析,明确了引起杂光的原因为遮光罩内壁挡光环设计不合理导致.利用计算机作图方式初步设计出新的遮光罩,并进行了杂光仿真.同时改进了遮光罩的表面涂层,采用吸收率更高的SCB-1涂层.仿真结果显示,相机的抑制能力提高了4个数量级.有效地解决了图像杂光污染问题.

摘要： 针对某弱目标探测遥感相机的杂光问题进行了定位分析,并用杂光分析软件模拟杂光形成路径。通过杂光路径分析,明确了引起杂光的原因为遮光罩内壁挡光环设计不合理导致。利用计算机作图方式初步设计出新的遮光罩,并进行了杂光仿真。同时改进了遮光罩的表面涂层,采用吸收率更高的SCB-1涂层。仿真结果显示,相机的抑制能力提高了4个数量级。有效地解决了图像杂光污染问题。

摘要： 多通道焦面遥感相机通道间的配准是相机总装定焦过程中的关键技术,通道间的配准精度决定了后续通道融合后的遥感图像质量.设计并完成了一套用于解决九谱段双通道焦面配准的测试仪.积分球照明一条狭缝,经平行光管成像在无穷远,照明九谱段相机,在相机焦面上得到一个竖直放大的狭缝像.四谱段、五谱段线阵探测器分别位于双通道焦平面上,分别调整双通道焦面的位置,计算四谱段、五谱段探测器上狭缝像的质心位置,通过质心位置来评价通道间像元的对准精度.该仪器解决了多通道焦面遥感相机通道间的配准问题,配准精度达亚像元量级,保证了通道融合后的图像质量.

摘要： 星敏感器在轨几何标定是消除其系统测量误差,提高姿态确定精度的有效手段之一.目前利用星对角距相等进行星敏感器在轨标定时,大多采用最小二乘求得全局最优的静态待标定参数,但没有完全反映出恒星相机工作期间受外太空环境变化导致内部参数发生的微小动态变化.为了进一步提高星敏感器参数的在轨标定精度,文章在对星图识别结果预处理的基础上,引入扩展卡尔曼滤波对当前星图时刻对应的相机参数进行实时标定,动态获取当前最优参数值.利用该文所提方法对"资源三号"01/02星国产星敏感器进行在轨标定,试验结果表明所提方法能够有效标定当前星敏感器的参数误差,其精度优于传统的最小二乘标定方法,验证了该方法具有更好的适应性和可靠性,为星敏感器的在轨几何标定提供了一种技术参考,可用于卫星在轨实时标定或地面卫星姿态后处理.%The geometric calibration of star tracker on orbit is one of the effective means to eliminate the systematic measurement error and improve the accuracy of attitude determination. As to the present calibration method with star-pair angular distances, the least square method is mostly used to obtain the globally optimal static parameters to be calibrated, which does not fully characterize the small dynamic changes of internal parameters caused by the variations of outer space environment during the operation of star cameras. In order to further improve the on-orbit calibration accuracy of star tracker parameters, based on the preprocessing of the star map recognition results, this paper introduces Extended Kalman Filter (EKF) to calibrate the camera parameters corresponding to the current star map moments in real time and dynamically obtain the current optimal parameter values. Using the method proposed in the article, the ZY-3 01/02 domestic star tracker is calibrated on orbit. The test results show that the proposed method can effectively calibrate the parameter error of the current star tracker, with better accuracy, adaptability and reliability than the traditional least square method. The proposed method can be used for real-time satellite orbit calibration or ground satellite attitude post-processing, providing a technical reference for on-orbit geometry calibration of star tracker.

摘要： Spectral image information provided by multispectral remote sensing cameras has extremely high application value. In order to break through the limitation of the number of spectral segments of CCD imaging devices and increase the number of spectral segments of a single camera, a two-channel solution was proposed. Starting from the optical system, a high-stability opto-mechanical structure was designed for a dual -channel off -axis multi -spectral remote sensing camera. Firstly, the high stability support of the large -diameter primary mirror was realized by using the four -point spherical support technology, which ensured that the mirror surface shape accuracy met the use requirements under various working conditions. Then, the camera′ s focal plane component, main frame and vibration isolation system were designed and optimized to ensure that the dual -channel off -axis remote sensing camera had good structural stability while providing eight multi -spectral segments. Finally, the finite element analysis and mechanical environment test of the entire camera show that the camera has high stability and meets the design expectations.%多光谱遥感相机提供的光谱图像信息具有极高的应用价值.为突破CCD 成像器件谱段数量的限制、增加单台相机的谱段数量,提出了一种双通道的解决方法.从光学系统入手,对一种双通道离轴多光谱遥感相机进行了高稳定性光机结构设计.首先,通过使用四点球头支撑技术实现了对大口径主镜的高稳定性支撑,保证了在各个工况下反射镜面形精度满足使用要求.之后,对相机的焦面组件、主框架及隔振系统进行了设计及优化,保证了双通道离轴遥感相机在提供八个多光谱谱段的同时,具有良好的结构稳定性.最后,对整个相机进行有限元分析和力学环境试验,结果表明相机具有较高的稳定性,符合设计预期.

摘要： The support structure is a key component for connecting satellites and cameras to provide protection and space application requirements for cameras during launch and on-orbit surround stages.The vibration load of the deep space probe is 13 g(that of the earth exploration satellite is 8-9 g).The supporting structure should overcome the damage of the camera structure caused by the violent vibration and the thermal stability of the optical system,which has high design difficulty.In this paper,two different support forms of rigid foot and slider foot were designed by analyzing the structural characteristics of different support forms.The two kinds of support forms were designed from the balance of stiffness and thermal stability.The "A rigid foot+two flat foot" program was eventually adopted.The first-order frequency of the support structure is 58 Hz,which is much higher than that of the satellite base frequency.The simulation results show that the deflection angle of the primary mirror is 3.66″,the maximum angle change of second mirror and third mirror relative to primary mirror is 7.85″.They all meet the design requirements.Vibration and imaging tests show that the camera is working properly.%支撑结构是连接卫星与相机的关键部件,在发射和在轨环绕阶段对相机提供保护和空间应用需求.深空探测器发射阶段的振动载荷高达13 g甚至更高(地球探测为8～9 g),支撑结构既要克服剧烈振动可能造成的相机结构破坏还要保证光学系统的热稳定,具有较高的设计难度.通过分析不同支座形式的结构特点设计了刚性支座、平动支座两种不同的支座形式,从刚度和热稳定的均衡性出发将两种支座形式进行了组合设计,提出了"一个刚性支座+两个平动支座"的设计方案.理论分析与实验验证得到:该支撑结构的一阶频率为58 Hz,远高于整星基础频率,温降15°C仿真分析结果显示主镜偏转角为3.66″,次镜及三镜相对主镜最大偏转角为7.85″,均满足设计要求.振动及热平衡试验表明:相机各项指标正常.

摘要： 文章介绍了以碳纤维增强树脂基复合材料为典型代表的先进复合材料在空间遥感器、卫星结构以及载人飞船上的典型应用和关键技术,阐述了在大型高分辨、长焦距、大口径遥感器发展需求的背景下,先进复合材料目前应解决的关键问题和未来的发展方向.

摘要： 航天遥感相机的畸变作为相机的重要参数,其测试精度直接关系到相机获取图像后的图像处理精度.对于航天非测绘遥感相机,在设计之初往往对其光学系统的畸变设计要求没有测绘相机高,其光学系统的畸变一般会比较大,需要对此类遥感相机,特别是视场较大的遥感相机的畸变进行精确测试,为其在轨飞行检校提供比较精确的初始条件.文中在经典的精密测角方法的基础上,建立了针对大畸变航天遥感相机的数学模型,针对视场较大、弧形畸变较大的测试难点提出了合理可行的测试思路,完成了被测相机的高精度畸变测试,取得了理想的效果.实际测试结果表明:畸变测试精度优于1.8 μm(1σ),可以满足被测相机的高精度畸变测试需求,对航天非测绘大视场遥感相机畸变测试有参考借鉴意义.

摘要： 针对偏视场同轴三反遥感相机光学系统中折转镜遮拦无法直接测量系统主距的问题,分析了畸变对主距计算误差的影响,给出了根据内方位元素测试相关数据计算主距的方法.通过理论计算与软件仿真分析的比对验证了计算方法的准确性.虽然光学系统的曲率、面形等参数对光学系统的主距均会产生不同程度的影响，但对于已完成装调的光学镜头而言，可以将光学系统每个反射镜的曲率、面型等实测值代入光学设计软件，此时影响光学系统主距的主要参数将是镜间距的变化。根据对该同轴三反光学系统敏感性的仿真分析可知，次三镜间距变化对主距的影响甚微，为简化分析本文选择忽略不计。所以主次镜间距变化成为导致实际装调后光学系统主距与光学设计的理论主距存在差异的主要因素。根据内方位元素测试所得值计算的三反系统某视场的实际像高，通过改变光学系统主次镜的间距模拟实际光学镜头装调后的状态，从而得到与该视场像高测试值相匹配的光学系统的主距。

摘要： 本文针对一种遥感相机在进行CCD相对辐射定标过程中,在相机与积分球相对位置发生变换后一致性校正精度下降的问题,分析了该现象产生的原因,提出了一种融合多点位置的相对辐射定标新方法,并进行验证分析.实验结果表明,本文提出的方法可以削弱校正系数对于不同位置的敏感程度,减少积分球输出口光强不均匀性对系数的影响,提高了相对辐射定标的精度,具有良好的应用前景.

摘要： "高分四号"50m相机是我国首台地球静止轨道凝视型多谱段光学遥感器.为提高焦面制冷系统高轨环境下长周期运行的可靠性,设计了两套互为冷备份的制冷控制电路,采用"主对主、备对备、主对备、备对主"的可交叉控制模式驱动制冷机运动.同时在元器件选型、硬件设计、软硬件结合抗辐照加固等方面采取了一系列措施,实现了机构控制类电子学产品的高轨可靠性设计,经过地面测试及在轨验证措施有效.

摘要： 随着载荷技术的进步,可见光成像卫星可以获取地物的色彩信息,提高对目标的识别判读能力.但由于大气、成像参数设置尤其是CCD光谱响应与人眼刺激响应不一致等原因,将原始的红、绿、蓝三个谱段的数据直接进行融合生成图像的色彩往往偏离真实色彩,需要进行彩色校正.本文分析了遥感相机图像彩色失真的原因,建立了真彩色校正的模型,提出了可见光相机在地面对彩色校正参数进行标定的方法,并将校正参数应用于相机在轨时获取的图像处理中.结果表明利用彩色校正参数结合白平衡处理可显著减小图像的色差,在地面标定的彩色校正参数也能够有效应用于相机在轨时.

摘要： 可见光遥感相机次镜口径Ф270mm，属于大口径凸面。由于使用需要，对次镜的面形的要求非常严格，达到RMS 0.033λ（632.8nm）的面形精度，需要研究周密的面形测试方案。如此大口径的凸面反射镜的测试较为困难，综合考虑成本及精度，本文给出了次镜测试的方法选择情况。设计结果显示次镜补偿透镜测试光路产生的面形系统误差为RMS 0.0018λ。配置简单易行，成本低廉，可以用作为大口径次镜的检测使用。

摘要： 常规的空间遥感相机与地面跟踪相机在面对太阳等强目标时均不能正常工作，导致存在对太阳等强背景方向的观测盲区，而这一短暂的观测盲区在军事领域存在着致命的危险。rn 本文给出了一种强背景下点目标跟踪系统的设计方法，该系统可以专注于太阳等强背景方向的目标跟踪，作为大型遥感相机的有益补充，同时给出了采用该系统样机捕获到的太阳背景方向的飞行目标。

摘要： 文章介绍了压缩感知的发展状况和主要内容及其前景,详细分析了压缩感知理论中存在的难题、边界问题和优化方法。指出了现有压缩感知理论存在的问题。结合遥感器设计,提出了一种基于压缩感知的单像素遥感相机的设计思想,并指出了设计中应着重解决的问题。

摘要： 本文首先介绍了TDI-CCD的基本原理以及输出信号的特点,并根据TDI-CCD的一些特性,设计了一种基于FPGA的高精度TDI-CCD模拟信号发生器电路,经过测试验证,其输出的TDI-CCD信号波形效果相当理想,为遥感相机的信号处理电路提供了一个理想的TDI-CCD信号源,将在一定程度上缩短遥感相机的设计周期。工程应用的结果表明,该设计具有一定的先进性和实用性,并有良好的应用前景。

摘要： 本文针对某空间光学遥感相机球面反射镜组件的结构力学分析结果,重点研究了大口径球面反射镜面形变形数据的处理方法。

摘要： 针对多光谱遥感CCD相机焦面电源种类多,状态需监测的特点,设计一套精度高、可靠性高的线性模拟电源遥测电路.该电路不仅可以遥测电源的有无,而且可以准确遥测电源的大小,同时对遥测接口进行保护。本文在详细介绍电路方案的设计方法和设计思路后,给出了电路的应用及实测结果。

摘要： 本发明提供一种用于光学遥感卫星高精度指向测量的星地相机成像系统，星地相机视场分为对天视场和对地视场，而且两部分视场为共光路一体化设计，使得对天成像模块和对地成像模块间的视轴关系稳定；因此，本发明通过对天和对地的共光路成像并配合其他位置解算算法，能够完成对地物位置的高精度标定、定位甚至测绘任务；基于星地相机对天成像模块和对地成像模块间稳定的视轴关系，光学遥感卫星指向校正系统首先结合对天成像模块获取的星图指向确定对地成像模块的视轴指向，然后根据主相机对地成像获得的影像数据和星地相机对地成像数据进行图像匹配进一步修正主相机视轴指向的误差，从而高精度解算出主相机视轴指向，提高主相机的测绘精度。

摘要： 本发明提供的提高空间遥感TDICCD相机动态传函的方法及空间相机，将TDICCD电荷突发转移时序和连续转移时序进行结合，形成一种新的电荷转移时序，保留TDICCD电荷突发转移时序动态范围高的优点，同时，利用电荷连续转移的特点最大限度的提升电荷转移传递函数，提升遥感相机成像质量。

摘要： 本申请涉及一种基于多元数据融合的遥感相机立体测绘方法和系统，涉及立体测绘领域，其方法步骤包括：通过室内遥感相机和室外遥感相机进行勘测物的内外部检测，其中室外遥感相机依靠移动设备，对勘测物进行自下而上的外轮廓图像信息采集，而室内遥感相机则通过勘测并且记录勘测物内部某楼层的层高和具体布局，接着室内遥感相机和室外遥感相机将所检测到的勘测物信息发送至处理终端进行数据整合处理，并且通过整合处理后的数据，进行立体建模。本申请解决了测量数据单一，导致立体测绘所得到的结果展示不出勘测物的各方面信息使得建模结果能够极大还原勘测物的本体，提高了测绘的效果。

摘要： 本发明公开了一种无人机载四波段光谱遥感相机及其工作方法，包括四组滤光镜头、4个OV7725的CMOS芯片、4块AL422B芯片和主控制器芯片STM32F103VBT6；本发明通过4组AL42B芯片利用FIFO的图片缓存读取模式，分别轮询读取4个缓存模块获取不同光谱波段的图片数据，跳开获取视频流的形式，使用一个低功耗的主控制器芯片STM32F103VBT6即可达到同时驱动4个OV7725摄像头的目的，避免了使用主频率更高、功耗更高的处理器去处理视频数据，做到体积小、功耗低的目的，其所有硬件设备均能国内制造，没有使用国外昂贵的芯片，节约了装置的成本，使其更容易在农业应用上推广。

摘要： 发明公开了一种空间遥感相机的金属橡胶组合式隔振装置，包括限位盖板，橡胶垫和芯轴底板，采用限位盖板和芯轴底板压缩橡胶垫，进而使橡胶垫压紧被隔振物安装脚，实现隔振；本发明还设计了用于进一步对橡胶垫压缩量进行精确控制的限位结构，可在隔振装置径向和轴向上获得理想的动态刚度，一方面可以对高频载荷起到较好的衰减作用，另外可以将低频振动响应放大限制在一定范围内，同时，有效隔离了冲击载荷对遥感相机的影响；本发明采用金属和橡胶组合的形式，实现了有效隔振，同时克服了压缩量难以控制的问题，仅需更换金属件即可调整隔振装置的压缩量，操作简单，可靠性高。本发明还公开了一种上述隔振装置的安装方法，操作简便，适用性强。

摘要： 本公开实施例涉及图像获取技术领域，具体涉及一种遥感相机，用于解决相关技术中无法有效地解决遥感相机镜筒的温度不均匀的技术问题。该遥感相机包括镜筒、导热层以及隔热层，所述导热层贴附在所述镜筒的外壁上，所述隔热层包裹在所述镜筒上，且所述隔热层完全覆盖所述镜筒的外壁，所述导热层位于所述隔热层和所述镜筒之间。此导热层具有较高的热导率，从而具有良好的均温效果，当镜筒因受热不均而使得局部温度较高或较低时，此局部处的热量可以传导至导热层，通过导热层将热量快速的均匀扩散开，从而能够避免镜筒上形成局部高温或低温的现象。

摘要： 本发明涉及一种基于teamcenter的参数化关联遥感相机研制方法，属于航天光学遥感技术领域。基于teamcenter将光学参数用骨架模型的方法融入到遥感器结构设计中，可使结构设计与光学设计有机联系起来，并依据teamcenter平台实现多人协同工作，克服常规设计方法光学与结构之间以“中间格式文件”为纽带不可更新，不能实现多人协同工作的设计缺陷，可及时将光学参数传递到各组件设计师，并在统一的平台上进行多人协同，能够快速完成模型的研制与更新。通过将光学模型基准统一到结构设计中的方式，使整个遥感器件建模基准统一，最终实现模型统一，有效减少了集成过程中出现的错误，本方法工程实施性强，错误率低，能够有效提升设计效率，缩短遥感器设计周期。

摘要： 一种大视场遥感相机光学拼接反射镜设计方法涉及航天光学遥感器设计领域，解决了入射光存在一定的角度时，分光反射镜设计不合理会导致在渐晕区产生杂光问题，和不同谱段在沿轨方向存在一定位置差时，导致不同谱段的渐晕中心区域不一致的问题。通过确定分光反射镜位置，在光学系统设计中加入虚拟面。根据光学系统参数和探测器参数计算渐晕区完全匹配时探测器重叠的尺寸；计算得到光学拼接的相邻成像视场角度，在光学设计软件中进行光线追迹，在虚拟面处得到光斑分布，从而得到分光反射镜的正面尺寸，分析得到虚拟面处光线锥角，得到分光反射镜的切角角度，最终形成分光反射镜的设计尺寸。

摘要： 本申请提供的光学遥感相机椭率稳定度的计算仿真方法及系统，包括建立光学遥感相机的光学模型，确定点扩散函数的适合采样间隔，根据所述适合采样间隔计算所述光学模型中某一视场包含衍射效应的点扩散函数，计算所述点扩散函数的椭率及椭率分量值，根据所述椭率及椭率分量值得到所述椭率的稳定度，本申请提供的光学遥感相机椭率稳定度的计算仿真方法及系统，能够综合考虑各类误差项对椭率稳定度的影响，实现相关光学指标的评价，为天文研究提供数据支持。

摘要： 本发明公开一种航天遥感相机焦面电箱的辐射式散热系统及设计方法，涉及航天器热控技术领域。该航天遥感相机焦面电箱的辐射式散热系统包括辐射板、热管、卫星散热面和相机焦面电箱，所述辐射板和相机焦面电箱安装在卫星舱板上，所述辐射板和相机焦面电箱两者相对间隙布置，所述辐射板通过热管和卫星散热面相连；本发明的卫星上带有前述的航天遥感相机焦面电箱的辐射式散热系统。本发明利用耦合的散热面来实现散热，同时保证了相机焦面电箱和卫星平台的温度指标，能够显著降低焦面电箱的温度，同时降低热补偿的功耗，平衡了整星的温度，降低了相机载荷对整星的功耗要求。